Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.52 at α=-2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e863-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e863-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -17.000  -0.2537   0.19134   0.18487   0.0000   0.8312   0.2975
 -16.750  -0.2450   0.18994   0.18319   0.0003   0.7962   0.3020
 -16.500  -0.2609   0.18926   0.18239  -0.0016   0.7811   0.3070
 -16.250  -0.2354   0.18593   0.17887  -0.0019   0.7595   0.3084
 -16.000  -0.2149   0.18373   0.17656  -0.0026   0.7425   0.3107
 -15.750  -0.1992   0.18198   0.17471  -0.0035   0.7294   0.3147
 -15.500  -0.2217   0.18229   0.17495  -0.0055   0.7234   0.3212
 -15.250  -0.1932   0.17840   0.17090  -0.0062   0.7111   0.3223
 -15.000  -0.1691   0.17585   0.16832  -0.0073   0.7001   0.3244
 -14.750  -0.1505   0.17400   0.16639  -0.0083   0.6909   0.3278
 -14.500  -0.1815   0.17555   0.16788  -0.0099   0.6883   0.3357
 -14.250  -0.1494   0.17106   0.16327  -0.0110   0.6800   0.3367
 -14.000  -0.1221   0.16811   0.16033  -0.0123   0.6720   0.3384
 -13.750  -0.1008   0.16611   0.15829  -0.0134   0.6650   0.3414
 -13.500  -0.0886   0.16463   0.15672  -0.0144   0.6596   0.3468
 -13.250  -0.1065   0.16409   0.15610  -0.0156   0.6569   0.3514
 -13.000  -0.0765   0.16071   0.15269  -0.0169   0.6507   0.3528
 -12.750  -0.0514   0.15842   0.15041  -0.0182   0.6444   0.3553
 -12.500  -0.0335   0.15671   0.14868  -0.0193   0.6392   0.3595
 -12.250  -0.0658   0.15770   0.14963  -0.0200   0.6378   0.3667
 -12.000  -0.0325   0.15366   0.14551  -0.0213   0.6326   0.3678
 -11.750  -0.0052   0.15112   0.14289  -0.0223   0.6283   0.3697
 -11.500   0.0175   0.14928   0.14106  -0.0236   0.6244   0.3730
 -11.250   0.0290   0.14796   0.13977  -0.0248   0.6208   0.3791
 -11.000   0.0081   0.14748   0.13928  -0.0255   0.6189   0.3835
 -10.750   0.0413   0.14412   0.13593  -0.0270   0.6139   0.3850
 -10.500   0.0676   0.14194   0.13371  -0.0281   0.6096   0.3875
 -10.250   0.0867   0.14033   0.13206  -0.0289   0.6061   0.3915
 -10.000   0.0404   0.14236   0.13405  -0.0281   0.6057   0.4001
  -9.750   0.0785   0.13823   0.12983  -0.0298   0.6019   0.4011
  -9.500   0.1110   0.13553   0.12715  -0.0314   0.5986   0.4029
  -9.250   0.1375   0.13361   0.12529  -0.0329   0.5953   0.4058
  -9.000   0.1560   0.13217   0.12389  -0.0341   0.5921   0.4103
  -8.750   0.1120   0.13360   0.12530  -0.0329   0.5916   0.4185
  -8.500   0.1515   0.12983   0.12155  -0.0351   0.5874   0.4197
  -8.250   0.1830   0.12735   0.11906  -0.0364   0.5837   0.4217
  -8.000   0.2071   0.12563   0.11732  -0.0374   0.5806   0.4247
  -7.750   0.2236   0.12435   0.11600  -0.0380   0.5782   0.4293
  -7.500   0.1791   0.12566   0.11728  -0.0361   0.5778   0.4379
  -7.250   0.2173   0.12248   0.11404  -0.0379   0.5750   0.4392
  -7.000   0.2498   0.12041   0.11204  -0.0398   0.5722   0.4412
  -6.750   0.2758   0.11892   0.11066  -0.0415   0.5691   0.4441
  -6.500   0.1993   0.12368   0.11539  -0.0368   0.5695   0.4574
  -6.250   0.2469   0.11943   0.11122  -0.0401   0.5653   0.4583
  -6.000   0.2867   0.11639   0.10823  -0.0425   0.5616   0.4595
  -5.750   0.3185   0.11437   0.10622  -0.0440   0.5587   0.4615
  -5.500   0.3437   0.11295   0.10480  -0.0450   0.5563   0.4643
  -5.250   0.2639   0.11798   0.10983  -0.0395   0.5565   0.4788
  -5.000   0.3093   0.11391   0.10573  -0.0419   0.5538   0.4796
  -4.750   0.3482   0.11099   0.10276  -0.0436   0.5512   0.4808
  -4.500   0.3791   0.10941   0.10113  -0.0448   0.5487   0.4826
  -4.250   0.4065   0.10871   0.10064  -0.0471   0.5453   0.4852
  -4.000   0.4270   0.10864   0.10071  -0.0487   0.5422   0.4894
  -3.750   0.3632   0.11174   0.10384  -0.0439   0.5416   0.5018
  -3.500   0.4008   0.11001   0.10222  -0.0467   0.5380   0.5029
  -3.250   0.4326   0.10864   0.10091  -0.0485   0.5347   0.5046
  -3.000   0.4596   0.10747   0.09975  -0.0493   0.5319   0.5070
  -2.750   0.4819   0.10652   0.09878  -0.0495   0.5297   0.5108
  -2.500   0.1517   0.15113   0.14469  -0.0294   0.5569   0.5058
  -2.250   0.1786   0.15042   0.14398  -0.0302   0.5542   0.5088
  -2.000   0.1994   0.15003   0.14357  -0.0305   0.5524   0.5136
  -1.750  -0.0528   0.16258   0.15625  -0.0068   0.5805   0.5249
  -1.500   0.0110   0.16078   0.15446  -0.0118   0.5777   0.5260
  -1.250   0.0772   0.15996   0.15363  -0.0171   0.5759   0.5277
  -1.000  -0.0100   0.16245   0.15622  -0.0058   0.5618   0.5283
  -0.750   0.0108   0.17479   0.16913  -0.0051   0.5347   0.5096
  -0.500  -0.0703   0.17389   0.16808   0.0037   0.5359   0.5255
  -0.250  -0.0373   0.17320   0.16741   0.0020   0.5311   0.5266
   0.000   0.0000   0.17295   0.16717   0.0000   0.5283   0.5283
   0.250   0.0374   0.17320   0.16741  -0.0020   0.5266   0.5311
   0.500   0.0703   0.17389   0.16808  -0.0037   0.5255   0.5360
   0.750  -0.0109   0.17479   0.16912   0.0051   0.5096   0.5347
   1.000  -0.2344   0.14446   0.13785   0.0247   0.5324   0.5228
   1.250  -0.2151   0.14367   0.13704   0.0243   0.5295   0.5215
   1.500  -0.2160   0.14137   0.13469   0.0258   0.5278   0.5197
   1.750  -0.4851   0.10966   0.10217   0.0470   0.5294   0.5208
   2.000  -0.4821   0.10558   0.09776   0.0456   0.5277   0.5255
   2.250  -0.4466   0.10750   0.09972   0.0444   0.5261   0.5273
   2.500  -0.4033   0.11071   0.10300   0.0425   0.5250   0.5292
   2.750  -0.1171   0.15742   0.15108   0.0322   0.5037   0.6026
   3.000  -0.0397   0.15994   0.15361   0.0255   0.5021   0.6051
   3.250  -0.1349   0.15831   0.15206   0.0356   0.4908   0.6055
   3.500  -0.1166   0.15853   0.15229   0.0352   0.4862   0.6081
   3.750  -0.3629   0.11172   0.10382   0.0439   0.5018   0.5416
   4.000  -0.4265   0.10863   0.10071   0.0486   0.4894   0.5422
   4.250  -0.4059   0.10871   0.10063   0.0470   0.4853   0.5453
   4.500  -0.3786   0.10941   0.10112   0.0446   0.4826   0.5488
   4.750  -0.3477   0.11099   0.10276   0.0435   0.4808   0.5512
   5.000  -0.3088   0.11390   0.10572   0.0418   0.4796   0.5538
   5.250  -0.2634   0.11796   0.10981   0.0394   0.4788   0.5565
   5.500  -0.3430   0.11296   0.10481   0.0448   0.4643   0.5564
   5.750  -0.3177   0.11438   0.10623   0.0439   0.4615   0.5588
   6.000  -0.2859   0.11639   0.10823   0.0423   0.4595   0.5617
   6.250  -0.2461   0.11943   0.11122   0.0400   0.4583   0.5653
   6.500  -0.1986   0.12367   0.11537   0.0366   0.4574   0.5696
   6.750  -0.2748   0.11894   0.11067   0.0413   0.4441   0.5692
   7.000  -0.2487   0.12042   0.11205   0.0396   0.4412   0.5723
   7.250  -0.2163   0.12249   0.11405   0.0377   0.4392   0.5750
   7.500  -0.1783   0.12566   0.11727   0.0359   0.4379   0.5778
   7.750  -0.2224   0.12439   0.11604   0.0377   0.4294   0.5782
   8.000  -0.2059   0.12567   0.11736   0.0371   0.4247   0.5806
   8.250  -0.1817   0.12738   0.11910   0.0362   0.4217   0.5837
   8.500  -0.1502   0.12986   0.12158   0.0348   0.4197   0.5874
   8.750  -0.1107   0.13363   0.12533   0.0327   0.4185   0.5916
   9.000  -0.1545   0.13222   0.12395   0.0339   0.4103   0.5922
   9.250  -0.1360   0.13366   0.12535   0.0327   0.4058   0.5954
   9.500  -0.1095   0.13559   0.12720   0.0311   0.4029   0.5987
   9.750  -0.0771   0.13828   0.12988   0.0295   0.4012   0.6020
  10.000  -0.0390   0.14241   0.13409   0.0278   0.4001   0.6057
  10.250  -0.0850   0.14042   0.13214   0.0286   0.3915   0.6061
  10.500  -0.0660   0.14202   0.13380   0.0278   0.3875   0.6097
  10.750  -0.0396   0.14421   0.13601   0.0267   0.3850   0.6140
  11.000  -0.0064   0.14756   0.13936   0.0251   0.3835   0.6190
  11.250  -0.0269   0.14809   0.13989   0.0245   0.3791   0.6209
  11.500  -0.0156   0.14941   0.14118   0.0232   0.3731   0.6245
  11.750   0.0070   0.15124   0.14301   0.0219   0.3698   0.6284
  12.000   0.0343   0.15378   0.14563   0.0210   0.3678   0.6327
  12.250   0.0677   0.15781   0.14974   0.0196   0.3667   0.6379
  12.500   0.0355   0.15686   0.14884   0.0189   0.3595   0.6393
  12.750   0.0535   0.15858   0.15058   0.0178   0.3553   0.6446
  13.000   0.0785   0.16087   0.15286   0.0165   0.3528   0.6508
  13.250   0.1086   0.16425   0.15626   0.0152   0.3514   0.6571
  13.500   0.0908   0.16483   0.15692   0.0140   0.3468   0.6597
  13.750   0.1030   0.16632   0.15850   0.0130   0.3414   0.6652
  14.000   0.1243   0.16833   0.16055   0.0119   0.3384   0.6722
  14.250   0.1516   0.17128   0.16350   0.0105   0.3367   0.6802
  14.500  -0.0102   0.15569   0.14862   0.0320   0.3214   0.6565
  14.750  -0.0309   0.15386   0.14691   0.0317   0.3164   0.6579
  15.000  -0.0206   0.15483   0.14797   0.0312   0.3115   0.6626
  15.250  -0.0022   0.15667   0.14987   0.0304   0.3086   0.6688
  15.500   0.0234   0.16019   0.15339   0.0293   0.3070   0.6765
  15.750   0.0056   0.15889   0.15216   0.0285   0.3023   0.6787
  16.000   0.0159   0.15994   0.15326   0.0276   0.2973   0.6844
  16.250   0.0329   0.16168   0.15510   0.0271   0.2944   0.6915
  16.500   0.0563   0.16499   0.15847   0.0262   0.2929   0.7014
  16.750   0.0404   0.16411   0.15766   0.0253   0.2885   0.7049
  17.000   0.0498   0.16519   0.15881   0.0244   0.2834   0.7128
  17.250   0.0657   0.16687   0.16060   0.0240   0.2805   0.7227
  17.500   0.0882   0.17008   0.16384   0.0230   0.2790   0.7362
  17.750   0.0735   0.16952   0.16340   0.0222   0.2749   0.7407
  18.000   0.0812   0.17055   0.16457   0.0217   0.2698   0.7517
  18.250   0.0966   0.17224   0.16633   0.0210   0.2670   0.7673
  18.500   0.1157   0.17506   0.16928   0.0208   0.2654   0.7873
  18.750   0.1034   0.17500   0.16935   0.0199   0.2617   0.7971
  19.000   0.1091   0.17598   0.17049   0.0197   0.2566   0.8200
  19.250   0.1182   0.17707   0.17182   0.0209   0.2539   0.8581
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)